На рис. 22 показано, что траектория баллистической ракеты, а следовательно, и дальность ее полета зависит от начальной скорости V 0 и угла Θ 0 между этой скоростью и горизонтом. Этот угол называется углом бросания.
Пусть, например, угол бросания равен Θ 0 = 30°. В этом случае ракета, начавшая свой баллистический полет в точке 0 со скоростью V 0 = 5 км/сек, пролетит по эллиптической кривой II. При V 0 = 8 км/сек ракета пролетит по эллиптической кривой III, при V 0 = 9 км/сек - по кривой IV. Когда скорость будет увеличена до 11,2 км/сек, траектория из замкнутой эллиптической кривой превратится в незамкнутую параболическую и ракета уйдет из сферы притяжения земли (кривая V). При еще большей скорости уход ракеты будет совершаться по гиперболе (VI). Так меняется траектория ракеты при изменении начальной скорости, хотя угол бросания остается неизменным.
Если сохранять постоянной начальную скорость, а менять только угол бросания, то траектория ракеты будет претерпевать не менее значительные изменения.
Пусть, например, начальная "скорость равна V 0 = 8 км/час. Если ракету запустить вертикально вверх (угол бросания Θ 0 = 90°), то теоретически она поднимется на высоту, равную радиусу Земли, и вернется на Землю недалеко от старта (VII). При Θ 0 = 30° ракета полетит по уже рассмотренной нами эллиптической траектории (кривая III). Наконец при Θ 0 = 0° (запуск параллельно горизонту) ракета превратится в спутника Земли с круговой орбитой (кривая I).
Эти примеры показывают, что только путем изменения угла бросания дальность ракет при той же начальной скорости 8 км/сек может иметь диапазон от нуля до бесконечности.
Под каким углом ракета начнет свой баллистический полет? Это зависит от программы управления, которая задана ракете. Можно, например, для каждой начальной скорости выбрать наивыгоднейший (оптимальный) угол бросания, при котором дальность полета будет наибольшей. По мере увеличения начальной скорости этот угол уменьшается. Получающиеся при этом примерные значения дальности, высоты и времени полета показаны в табл. 4.
Таблица 4
Если угол бросания можно менять произвольно, то изменение начальной скорости ограничено, и увеличение ее на каждый 1 км/сек связано с большими техническими проблемами.
К. Э. Циолковским дана формула, позволяющая определить идеальную * скорость ракеты в конце ее разгона двигателями:
V ид = V ист · ln · G нач /G кон,
где V ид - идеальная скорость ракеты в конце активного участка;
V ист - скорость истечения газов из реактивного сопла двигателя;
G нач - начальный вес ракеты;
G кон - конечный вес ракеты;
ln - знак натурального логарифма.
С величиной скорости истечения газов из сопла ракетного двигателя мы познакомились в предыдущем разделе. Для жидких топлив, приведенных в табл. 3, эти скорости ограничены величиной 2200 - 2600 м/сек (или 2,2 - 2,6 км/сек), а для твердых топлив - величиной 1,6 - 2,0 км/сек.
G нач обозначает начальный вес, т. е. полный вес ракеты перед стартом, а G кон - ее конечный вес в конце разгона (после израсходования топлива или выключения двигателей). Отношение этих весов G нач /G кон, входящее в формулу, называется числом Циолковского и косвенно характеризует вес топлива, израсходованного на разгон ракеты. Очевидно, чем больше число Циолковского, тем большую скорость разовьет ракета и, следовательно, тем дальше она пролетит (при прочих равных условиях), Однако число Циолковского, так же как и скорость истечения газов из сопла, имеет свои ограничения.
На рис. 23 показаны разрез типовой одноступенчатой ракеты и ее весовая схема. Помимо баков с топливом, на ракете имеются двигатели, органы и системы управления, обшивка, полезный груз, имеются там и различные конструктивные элементы, вспомогательное оборудование. Поэтому конечный вес ракеты не может быть во много раз меньше ее начального веса. Например, немецкая ракета V-2 весила без топлива 3,9 т, а с топливом 12,9 т. Значит число Циолковского этой ракеты было равно: 12,9/3,9 = 3,31. На современном уровне развития зарубежного ракетостроения это отношение у иностранных ракет достигает величины 5 - 7.
Подсчитаем идеальную скорость одноступенчатой ракеты, приняв V 0 = 2,6 км/сек. и G нач /G кон = 7,
V ид = 2,6 · ln 7 = 2,6 · 1,946 ≈ 5 км/сек.
Из табл. 4 видно, что такая ракета способна достичь дальности порядка 3 200 км. Однако ее фактическая скорость будет меньше 5 км/сек. поскольку двигатель расходует свою энергию не только на разгон ракеты, но и на преодоление сопротивления воздуха, на преодоление силы земного притяжения. Фактическая скорость ракеты составит всего 75 - 80% от идеальной. Следовательно, она будет иметь начальную скорость около 4 км/сек и дальность не более 1800 км * .
* (Дальность, приведенная в табл. 4, дана приближенно, поскольку при ее подсчете не учитывался ряд факторов. Например, не учитывались участки траектории, лежащие в плотных слоях атмосферы, влияние вращения Земли. При стрельбе в восточном направлении дальность полета баллистических ракет получается большей, так как к их скорости относительно Земли прибавляется скорость вращения самой Земли. )
Для создания межконтинентальной баллистической ракеты, запуска искусственных спутников Земли и космических кораблей, а тем более для посылки космических ракет на Луну и планеты необходимо сообщить ракете-носителю значительно большую скорость. Так, для ракеты с дальностью 9000 - 13000 км необходима начальная скорость порядка 7 км/сек. Первая космическая скорость, которую необходимо сообщить ракете, чтобы она могла стать спутником Земли с малой высотой орбиты, равна, как известно, 8 км/сек.
Для выхода из сферы притяжения Земли ракету надо разогнать до второй космической скорости - 11,2 км/сек, для облета Луны (без возвращения на Землю) требуется скорость более 12 км/сек. Облет Марса без возвращения на Землю можно осуществить при начальной скорости около 14 км/сек, а с возвращением на орбиту вокруг Земли - около 27 км/сек. Скорость 48 км/сек требуется для сокращения продолжительности полета к Марсу и обратно до трех месяцев. Увеличение скорости ракеты, в свою очередь, требует расходования все возрастающего количества топлива на разгон.
Пусть, например, мы построили ракету, весящую без топлива 1 кг. Если мы захотим сообщить ей скорость 3, 6, 9 и 12 км/сек, то сколько топлива потребуется для этого заправить в ракету и сжечь при разгоне? Необходимое количество топлива * показано в табл. 5.
* (При скорости истечения 3 км/сек. )
Таблица 5
Не подлежит сомнению, что в корпусе ракеты, "сухой" вес которой равен всего 1 кг, нам удастся вместить 1,7 кг топлива. Но очень сомнительно, что в ней можно разместить его 6,4 кг. И, очевидно, совершенно невозможно заправить в нее 19 или 54 кг топлива. Простой, но достаточно прочный бак, вмещающий такое количество топлива, весит уже значительно больше килограмма. Например, известная автомобилистам двадцатилитровая канистра весит около 3 кг. "Сухой" же вес ракеты, помимо бака, должен включать в себя вес двигателей, конструкции, полезного груза и т. д.
Наш великий соотечественник К. Э. Циолковский нашел другой (и пока единственный) путь, позволяющий решить такую трудную задачу, как достижение ракетой тех скоростей, которые сегодня требуются практикой. Этот путь состоит в создании многоступенчатых ракет.
Типовая многоступенчатая ракета изображена на рис. 24. Она состоит из полезного груза И нескольких отделяемых ступеней с силовой установкой и запасом топлива в каждой. Двигатель первой ступени сообщает полезному грузу, а также второй и третьей ступеням (второй субракете) скорость ν 1 . После израсходования топлива первая ступень отделяется от остальной части ракеты и падает на землю, а на ракете включается двигатель второй ступени. Под действием его тяги оставшаяся часть ракеты (третья субракета) приобретает дополнительную скорость ν 2 . Затем вторая ступень после израсходования топлива также отделяется от оставшейся части ракеты и падает на землю. В это время включается двигатель третьей ступени и сообщает полезному грузу добавочную скорость ν 3 .
Таким образом, в многоступенчатой ракете полезный груз разгоняется многократно. Полная идеальная скорость трехступенчатой ракеты будет равна сумме трех идеальных скоростей, полученных от каждой ступени:
V ид 3 = ν 1 + ν 2 + ν 3 .
Если скорость истечения газов из двигателей всех ступеней одинакова и после отделения каждой из них не меняется отношение начального веса оставшейся части ракеты к конечному, то приросты скорости ν 1 , ν 2 и ν 3 будут равны между собой. Тогда можно считать, что скорость ракеты, состоящей из трех (или вообще п) ступеней, будет равна утроенной (или увеличенной в n раз) скорости одноступенчатой ракеты.
Фактически в каждой ступени многоступенчатых ракет могут стоять двигатели, дающие разные скорости истечения; постоянное отношение весов может не выдерживаться; сопротивление воздуха по мере изменения скорости полета и притяжение Земли по мере удаления от нее изменяются. Поэтому конечная скорость многоступенчатой ракеты не может быть определена простым умножением скорости одноступенчатой ракеты на число ступеней * . Но остается справедливым, что путем увеличения числа ступеней скорость ракеты может быть увеличена во много раз.
* (Следует также иметь в виду, что между выключением одной ступени и включением другой может быть временной интервал, в течение которого ракета летит по инерции. )
Кроме того, многоступенчатая ракета может обеспечить заданную дальность полета одного и того же полезного груза при значительно меньшем общем расходе топлива и стартовом весе, чем одноступенчатая ракета. Неужели человеческий разум сумел обойти законы природы? Нет. Просто человек, познав эти законы, может экономить на топливе и весе конструкции, выполняя поставленную задачу. В одноступенчатой ракете мы от самого старта и до конца активного участка разгоняем весь ее "сухой" вес. В многоступенчатой ракете мы этого не делаем. Так, в трехступенчатой ракете вторая ступень уже не тратит топлива на разгон "сухого" веса первой ступени, ибо последняя отбрасывается. Третья ступень также не тратит топлива на разгон "сухого", веса первой и второй ступеней. Она разгоняет только себя и полезный груз. Третью (и вообще последнюю) ступень можно было бы уже не отсоединять от головной части ракеты, потому что дальнейшего разгона не требуется. Но во многих случаях она все же отделяется. Так, отделение последних ступеней практикуется у ракет-носителей спутников, космических ракет и таких боевых ракет, как "Атлас", "Титан", "Минитмэн", "Юпитер", "Поларис" и др.
Когда в космос запускается научная аппаратура, помещенная в головной части ракеты, то предусматривается отделение последней ступени. Это необходимо для правильного функционирования аппаратуры. Когда запускается спутник, также предусматривается его отделение от последней ступени. Благодаря этому уменьшается сопротивление и он может существовать длительное время. При запуске боевой баллистической ракеты предусматривается отделение последней ступени от боевой головки, вследствие этого труднее становится обнаружить боевую головку и попасть в нее антиракетой. Более того, отделившаяся при снижении ракеты последняя ступень становится ложной целью. Если при возвращении в атмосферу предусмотрено управлять боевой головкой или стабилизировать ее полет, то без последней ступени управлять ею легче, так как она обладает меньшей массой. Наконец, если последнюю ступень не отделить от боевой головки, то надо будет защищать ту и другую от нагрева и сгорания, что невыгодно.
Безусловно, задача получения высоких скоростей движения будет решаться не только созданием многоступенчатых ракет. Этот способ имеет и свои недостатки. Дело в том, что с увеличением числа ступеней сильно осложняется конструкция ракет. Появляется необходимость в сложных механизмах для отделения ступеней, Поэтому ученые всегда будут стремиться к минимальному числу ступеней, а для этого, прежде всего необходимо научиться получать все большие и большие скорости истечения продуктов сгорания или продуктов какой-либо другой реакции.
Схема с несущими баками
Переходная схема
Схема с подвесными баками
ОДНОСТУПЕНЧАТЫЕ ЖИДКОСТНЫЕ РАКЕТЫ.
Жидкостных баллистических ракет дальнего действия и ракет-носителей к настоящему времени создано очень много. Но надо начинать с наиболее простого и наглядного. Поэтому мы обратимся к самой старой и имеющей сейчас лишь историческое значение немецкой ракете «Фау-2». Ее считают первой жидкостной баллистической ракетой.
Слово «первая», однако, нуждается в разъяснениях. Уже в предвоенные, тридцатые, годы принципы конструкции баллистической жидкостной ракеты хорошо были известны специалистам. Уже существовали (и в первую очередь в Советском Союзе) достаточно совершенные жидкостные ракетные двигатели. Уже разрабатывались и создавались гироскопические системы для стабилизации ракет. Уже испытывались первые образцы жидкостных ракет, предназначенных для исследования стратосферы. Поэтому ракета «Фау-2» возникла не на ровном месте. Но на серийное производство она вышла первой. Также первой она нашла и военное применение, когда в пароксизме отчаяния, в 1943 г. немецкое командование
дало приказ о бессмысленном обстреле этой ракетой жилых кварталов Лондона. Конечно, этот шаг никак не мог повлиять на общий ход военных событий. Кудабольшее влияние оказала прославленная отечественная ракетная артиллерия, совершенные образцы которой испытывались в первые дни Отечественной войны непосредственно на полях сражений. Но сейчас не о военном применении ракет идет речь.Сколь бы ни печальна была история ракеты «Фау-2», нас в данном случае интересует только схема ее устройства и принципы компоновки. Для нас - это весьма удобное аудиторное пособие, которое поможет читателю ознакомиться с общим устройством вообще всех баллистических жидкостных ракет, и не только с устройством. С высот накопленного к настоящему времени опыта легко дать оценку этой конструкции и показать, как в дальнейшем развивались ее достоинства и устранялись недостатки: какими путями шел технический прогресс.
Стартовый вес ракеты «Фау-2» составлял примерно 13 тс, а дальность ее действия приближалась к 300 км. Ракета в разрезе показана на плакате.
Корпус жидкостной баллистической ракеты делится по длине на несколько отсеков (рис.3.1): топливный отсек (Т. О), включающий в себя баки горючего 1 и окислителя 2; хвостовой отсек (X. О) с двигателем и приборный отсек (П. О), к которому пристыкована боевая часть (Б. Ч). Само понятие «отсек» связано не только с функциональным назначением какой-то части ракеты, но, в первую очередь, с наличием поперечных разъемов, допускающих раздельную поагрегатную сборку и последующую стыковку. В некоторых типах ракет приборный отсек как самостоятельная часть корпуса отсутствует, а приборы управления поблочно размещаются в свободном пространстве с учетом удобства подходов и обслуживания на старте и минимальной протяженности кабельной сети.
Как и все управляемые баллистические ракеты, «Фау-2» снабжена автоматом стабилизации. Гироприборы и прочие блоки автомата стабилизации расположены в приборном отсеке и смонтированы на крестовидной панели.
Исполнительными органами автомата стабилизации являются газоструйные и воздушные рули. Газоструйные рули 3 располагаются в струе истекающих из камеры 4 газов и крепятся со своими приводами - рулевыми машинами - на жестком рулевом кольце 5 . При отклонении рулей возникает момент, поворачивающий ракету в нужном направлении. Так как газоструйные рули работают в исключительно тяжелых температурных условиях, они изготовлялись из наиболее термостойкого материала - графита. Воздушные рули 6 играют вспомогательную роль и дают эффект только в плотных слоях атмосферы и при достаточно большой скорости полета.
В качестве топливных компонентов в ракете «Фау-2» используется жидкий кислород и этиловый спирт. Поскольку острая проблема охлаждения двигателя не могла в то время получить должного решения, проектанты пошли на потерю удельной тяги, забалластировав этиловый спирт водой и снизив его концентрацию до 75%. Общий запас спирта на борту ракеты составляет 3,5 г, а жидкого кислорода - 5г.
Основными элементами двигателя, расположенного в хвостовом отсеке, является камера 4 и турбонасосный агрегат (ТНА) 7, предназначенный для подачи топливных компонентов в камеру сгорания.
Турбонасосный агрегат состоит из двух центробежных насосов - спиртового и кислородного, установленных на общем валу с газовой турбиной. Турбина приводится в действие продуктами разложения перекиси водорода (водяной пар + кислород), которые образуются в так называемом парогазогенераторе (ПГГ) (на рисунке не виден). Перекись водорода подается в реактор ПГГ из бака 3 и разлагается в присутствии катализатора - водного раствора перманганата натрия, подаваемого из бачка 9. Эти компоненты вытесняются из баков сжатым воздухом, содержащимся в баллонах 10. Таким образом, работа двигательной установки обеспечивается общим счетом четырьмя компонентами - двумя основными и двумя вспомогательными для парогазогенерации. Не следует, конечно, забывать и о сжатом воздухе, запас которого необходим для подачи вспомогательных компонентов и для работы пневмоавтоматики.
Перечисленные элементы - камера, ТНА, баки вспомогательных компонентов, баллоны со сжатым воздухом - вместе с подводящими трубопроводами, клапанами и прочей арматурой монтируются на силовой раме 11 и образуют общий энергетический блок, который и называется жидкостным ракетным двигателем (ЖРД).
При сборке ракеты рама двигателя пристыковывается к заднему шпангоуту 12 и закрывается тонкостенной подкрепленной оболочкой - корпусом хвостового отсека, снабженного четырьмя стабилизаторами.
Тяга двигателя ракеты «Фау-2» на Земле составляет 25 тс, а в пустоте - около 30 тс. Если эту тягу разделить на суммарный весовой расход, состоящий из 50 кгс/сек спирта, 75 кгс/сек кислорода и 1,7 кгс/сек перекиси водорода и перманганата, то получим удельную тягу 198 и 237 единиц на Земле и в пустоте соответственно. По современным понятиям такая удельная тяга для жидкостных двигателей считается, конечно, очень низкой.
Обратимся к так называемой силовой схеме. Этому довольно ясному по смыслу понятию трудно подобрать краткое и четкое определение. Силовая схема представляет собой то конструктивное решение, в основу которого положены соображения прочности и жесткости всей конструкции, ее способность противостоять нагрузкам, действующим на ракету в целом.
Можно провести аналогию. У высших животных силовая схема - скелетная. Кости скелета являются основными несущими элементами, поддерживающими тело и замыкающими на себя все мышечные усилия. Но скелетная схема не единственная. Панцирь рака, краба и других им подобных существ может рассматриваться не только как средство защиты, но и как элемент общей силовой схемы. Такую схему следовало бы назвать оболочечной. При более глубокой осведомленности в области биологии можно было бы, по-видимому, найти примеры и других силовых схем в природе. Но сейчас речь - о силовой схеме ракетной конструкции.
На участке выведения ракеты «Фау-2» тяга двигателя передается на задний силовой шпангоут 12. Ракета движется с ускорением, и во всех поперечных сечениях корпуса, расположенных выше силового шпангоута, возникает осевая сжимающая сила. Вопрос заключается в том, какие элементы корпуса должны ее воспринимать - баки, продольные подкрепления, специальная рама или, может быть, достаточно в
баках создать повышенное давление, и тогда конструкция обретет несущую способность подобно хорошо накачанной автомобильной шине. Решение этого вопроса и составляет предмет выбора силовой схемы.
В ракете «Фау-2» принята схема внешнего силового корпуса и подвесных баков. Силовой корпус 13 представляет собой стальную оболочку с продольно-поперечным набором подкрепляющих элементов. Продольные подкрепляющие элементы называются стрингерами, а наиболее мощные из них - лонжеронами. Поперечные кольцевые элементы называют шпангоутами. Для удобства монтажа корпус ракеты имеет продольный болтовой разъем.
Нижний кислородный бак 2 опирается на тот же самый силовой шпангоут 12, к которому, как уже говорилось, крепится рама двигателя с хвостовым обтекателем. Спиртовой бак подвешивается на переднем силовом шпангоуте 14, с которым стыкуется и приборный отсек.
Таким образом, в ракете «Фау-2» топливные баки исполняют только роль емкостей и в силовую схему не включаются, а главным силовым элементом является корпус ракеты. Но он рассчитывается не только на нагрузки участка выведения. Важно еще обеспечить прочность ракеты при подходе к цели, и это обстоятельство заслуживает особого обсуждения.
После выключения двигателя газоструйные рули не могут выполнять своих функций, а так как выключение производится уже на большой высоте, где практически отсутствует атмосфера, то полностью теряют эффективность также воздушные рули и хвостовой стабилизатор. Поэтому после выключения двигателя ракета становится неориентируемой. Полет происходит в режиме неопределенного вращения относительно центра масс. При входе в сравнительно плотные слои атмосферы хвостовой стабилизатор ориентирует ракету по полету, и на конечном участке траектории она движется головной частью вперед, несколько затормаживаясь в воздухе, но,сохраняя к моменту встречи с целью скорость 650-750 м/сек.
Процесс стабилизации связан с возникновением больших аэродинамических нагрузок на корпус и хвостовое оперение. Это - неконтролируемый полет с углами атаки, меняющимися в пределах ±180°. Обшивка нагревается, а в поперечных сечениях корпуса возникают значительные изгибающие моменты, на которые в основном и ведется расчет на прочность.
По первому впечатлению кажется неясным, так ли уж необходимо заботиться о прочности ракеты на заключительном участке траектории. Ракета почти долетела, и дело, как будто, сделано. Даже если корпус и разрушится, боевая часть все равно достигнет цели, взрыватели сработают, и разрушительное действие ракеты будет обеспечено.
Такой подход, однако, неприемлем. Нет никаких гарантий, что при разрушении корпуса не будет поврежден сам боевой заряд, а такое повреждение в сочетании с местным перегревом чревато преждевременным траекторным взрывом. Кроме того, в условиях разрушения конструкции процесс последующего движения обладает очевидной непредсказуемостью. Даже исправная, неразрушающаяся ракета и то получает на атмосферном участке свободного полета некоторое неопределенное изменение вектора скорости. Аэродинамические силы могут увести и действительно уводят ракету от расчетной траектории. В дополнение к неизбежным ошибкам для участка выведения появляются новые неучитываемые погрешности. Ракета падает с недолетом, перелетом, ложится правее или левее цели. Возникает рассеивание, которое вследствие неопределенных условий входа в атмосферу заметно возрастает. Если же смириться с разрушением корпуса и соответственно - с потерей стабилизации и скорости, то затяжная неопределенность движения приведет и вовсе к недопустимому увеличению рассеивания. Происходит нечто подобное тому, что мы видим, когда следим за траекторией осыпающихся листьев: та же неопределенность траектории и та же потеря скорости. Кстати, снижение скорости у цели для боевой ракеты типа «Фау-2» также нежелательно. Кинетическая энергия массы ракеты и энергия взрыва остатков топливных компонентов для такого вида оружия давали вполне ощутимую прибавку к боевому действию тонны взрывчатого вещества, находящегося в головной части ракеты.
Итак, корпус ракеты должен быть достаточно прочным на всех участках траектории. И если теперь, не вникая в подробности, критически взглянуть на ракету «Фау-2» в целом, то можно сделать вывод, что именно силовая схема является наиболее слабым местом этой конструкции, поскольку необходимость чрезмерного усиления корпуса существенно снижает весовые характеристики ракеты. Следовательно, необходимо искать иное конструктивное решение.
При анализе силовой схемы, естественно, возникает мысль отказаться от несущего корпуса и возложить силовые функции на стенки баков, дополнительно, быть может, усилив их и поддержав умеренным внутренним давлением. Но такое решение пригодно лишь для активного участка. Что же касается стабилизации ранеты при возвращении на атмосферный участок траектории, тс от этого придется отказаться и сделать головную часть отделяющейся.
Таким образом, рождается силовая схема с несущими баками. Топливные баки должны удовлетворять условиям прочности только при регламентированных, заранее определенных нагрузках и тепловых режимах активного участка. После выключения двигателя происходит отделение головной части, снабженной собственным аэродинамическим стабилизатором. С этого момента корпус ракеты с уже выключенной двигательной установкой и головная часть летят практически по общей траектории, раздельно и не имея определенной угловой ориентации. При входе в плотные слои атмосферы корпус, обладающий большим аэродинамическим сопротивлением, начинает отставать, разрушается, и его части падают, не долетая до цели. Головная часть стабилизируется, сохраняет относительно высокую скорость и доносит боевой заряд в заданную точку. При такой схеме, понятно, кинетическая энергия массы ракеты не включается в эффект боевого действия. Однако снижение общего веса конструкции позволяет компенсировать эту потерю увеличением полезной нагрузки. В случае же перехода к ядерной боевой головке кинетическая энергия массы ракеты вообще не имеет значения.
Теперь посмотрим, что же мы получаем и что теряем; каков актив и пассив при переходе к схеме несущих баков и отделяющейся головной части. Очевидно, в актив следует записать отсутствие силового корпуса и отсутствие хвостового стабилизатора, надобность в котором теперь отпадает. В актив надо записать возможность перехода от стали к более легким алюминиево-магниевым сплавам: атмосферный участок выведения ракета проходит с относительно небольшой скоростью, и нагрев корпуса невелик. И, наконец, есть еще одно важное обстоятельство. Расчетные нагрузки на активном участке обладают достаточно высокой степенью достоверности; они регламентированы точно выдерживаемыми условиями выведения. Что же касается входа в атмосферу, то для этого участка траектории нагрузки определяются с меньшей точностью. Доверие к расчетным нагрузкам активного участка позволяет снизить назначаемый коэффициент запаса, что для ракеты с отделяющейся головной частью дает дополнительное снижение веса.
В пассив придется внести некоторое увеличение веса баков; их надо усилить. Возможно, придется сюда же записать дополнительный вес сжатого воздуха и систем наддува топливных баков. В пассив запишется также и вес нового стабилизатора головной части. Но, конечно, такой стабилизатор весит много меньше, чем старый, предназначенный для ракеты в целом. И, наконец, от старого стабилизатора могут сохраниться некоторые рудименты в виде так называемых пилонов. На них возлагается две задачи. Пилоны дают некоторое стабилизирующее действие, что позволяет несколько упростить условия работы автомата стабилизации. Кроме того, пилоны позволяют вынести воздушные рули, если таковые имеются, подальше от корпуса в свободный и «незатененный» аэродинамический поток.
Естественно, что в подобных рассуждениях за и против нельзя довольствоваться только умозрительными утверждениями. Нужен подробный проектный анализ, числовые оценки и расчет. А такой расчет указывает на несомненные весовые преимущества новой силовой схемы.
Приведенные соображения относятся только к ракетам, имеющим турбонасосную систему подачи. Если же подача компонентов осуществляется высоким давлением, создаваемым в топливных баках (такая подача называется вытеснительной), то логика силовой схемы несколько меняется.
В случае вытеснительной подачи топливные баки рассчитываются в первую очередь на внутреннее давление, и, удовлетворяя условию прочности по давлению, такие баки, как правило, автоматически удовлетворяют как прочностным, так и температурным требованиям во всех режимах полета. Следовательно, им и на роду написано быть несущими. Подвесные баки при вытеснительной подаче были бы очевидной нелепицей.
Бак, рассчитанный на высокое внутреннее давление вытеснительной подачи, удовлетворяет, как правило, и условию прочности корпуса при входе в атмосферу. Следовательно, отделение головной части для такой ракеты не обязательно, но тогда корпус должен быть снабжен хвостовым стабилизатором.
Идея отделяющейся головной части впервые была реализована в 1949 г. на одной из самых ранних отечественных баллистических ракет – Р-2. На ее основе была создана несколько позже и геофизическая модификация ракеты - В2А. Конструкция ракеты В2А представляет собой любопытный и поучительный гибридный вариант старой и новой нарождающейся силовых схем и заслуживает обсуждения, как пример развития конструкторской мысли.
Ракета имеет только один несущий бак - передний, спиртовой, а кислородный бак помещен в облегченный силовой корпус, рассчитанный только на нагрузки активного участка. Отделяющаяся головная часть 2 снабжена собственным хвостовым стабилизатором 3, представляющим собою подкрепленную оболочку в форме усеченного конуса. В геофизическом варианте стабилизатор 3 спасаемой головной части имеет механизм для раскрытия тормозных щитков 4, которые снижают скорость падения головной части до 100-150 м/сек, после чего раскрывается парашют. На рисунке 2 показана головная часть после приземления. Виден смятый носовой амортизирующий наконечник 1 и раскрытые щитки 4, частично оплавившиеся при торможении в атмосфере.
Торцевой шпангоут стабилизатора головной части крепится специальными замками к опорному шпангоуту, расположенному в верхней части спиртового бака. После команды на разделение замки размыкаются, а головная часть получает небольшой импульс от пружинного толкателя.
Приборный отсек 8 имеет свободно отпирающиеся замковые люки с герметизацией и расположен не в верхней, а в нижней части ракеты, что представляет определенные удобства для проведения предстартовых операций.
Рассматривая ракету В2А более детально, можно было бы отметить и другие ее особенности. Но главное не в этом. Поразительной и в то же время весьма поучительной особенностью этой конструкции является логическое несоответствие между принципом отделяющейся головной части и наличием хвостового стабилизатора. На участке выведения ориентация ракеты обеспечивается автоматом стабилизации. Что же касается аэродинамической стабилизации при входе в плотные слои атмосферы, то хвостовое оперение здесь не может ничем помочь, поскольку корпус не обладает для этого необходимой прочностью.
Конечно, было бы наивностью полагать, что проектанты не видели или не понимали этого. Конструкция, попросту говоря, явилась обычным, часто встречающимся в инженерной практике техническим компромиссом - уступкой временным обстоятельствам. Уже был накоплен опыт создания ракет со стабилизаторной схемой и с подвесными баками. Отработанная система газоструйных и воздушных рулей была надежной и не вызывала опасений, а автомат стабилизации не требовал серьезной переналадки, которая была бы неизбежной при переходе к новым аэродинамическим формам. Поэтому в обстановке, когда еще велись теоретические дискуссии, чем грозит переход на бесстабилизаторную аэродинамически неустойчивую схему, проще было, не дожидаясь создания новых отработанных систем управления, остановиться на старой. Потеряв что-то в весовых показателях, легче было утвердиться на определенных уже завоеванных позициях. На пути к реальному воплощению схемы с несущими баками нужно было найти нечто среднее между стремлением к скорейшему достижению цели и опасностью длительной экспериментальной доводки, между неизбежной переналадкой производства и использованием уже существующей цеховой оснастки, между риском неудачи и разумной предусмотрительностью. Иначе серией неудач при пусках, что вовсе не исключено, можно было бы скомпрометировать идею в самой основе и дать пищу стойкому недоверию к новой схеме, сколь бы многообещающей и логически обоснованной она ни была.
И еще один, не столь важный, но любопытный психологический аспект. Конструкция ракеты В2А по тем временам не казалась необычной. Сила привычки видеть на всех существовавших до того маленьких и больших ракетах хвостовое оперение сохраняла у стороннего наблюдателя иллюзию обыденности, и внешний вид ракеты не провоцировал на преждевременную и неквалифицированную критику конструкции в целом. То же самое можно сказать и по поводу конструкции кислородного бака. Использование жидкого кислорода в ту пору было средоточием особых мнений, основанных на беспокойстве по поводу низкой температуры кипения этого топливного компонента. Наличие теплоизоляции кислородного бака на ракете В2А успокаивало многих и не перегружало и без того достаточный круг забот, стоящих перед главным конструктором. Надо было показать, что несущий спиртовой бак исправно выполняет силовые функции, что головная часть успешно отделяется и благополучно достигает цели, а автоматика и приборы управления, расположенные вблизи двигателя, несмотря на повышенный уровень вибрации, способны работать так же хорошо, как они работали, находясь в головном отсеке.
Переход к новой силовой схеме был связан, естественно, с одновременным решением и ряда других принципиальных вопросов. Это касалось, прежде всего, конструкции двигателя. Двигатель РД-101, установленный на ракете В2А, обеспечивал 37 и 41,3 тс земной и пустотной тяги или 214 и 242 единицы удельной тяги у поверхности Земли и в пустоте соответственно. Достигалось это повышением концентрации спирта до 92%, повышением давления в камере и дополнительным расширением выходного сечения сопла.
Создатели двигателя отказались от жидкого катализатора для разложения перекиси водорода. Он был заменен твердым катализатором, заранее закладываемым в рабочую полость парогазогенератора. Таким образом, число жидких компонентов уменьшилось с четырех, как это было у «Фау-2», до трех. Появился и новый, ставший вскоре традиционным, торовый баллон для перекиси водорода, удобно вписывающийся в компоновку ракеты. Было положено начало и некоторым другим нововведениям, перечислять которые здесь не имеет смысла.
Естественно, что ракета В2А как переходной вариант от одной силовой схемы к другой не могла, да и не должна была воспроизводиться в последующих модернизированных формах. Необходимо было полностью реализовать идею несущих баков и отделяющейся головной части, что и было сделано С. П. Королевым в последующих разработках.
Первые образцы ракет с несущими баками были испытаны и отработаны в начале 50-х годов. После этого отрабатывались некоторые модификации. Так, в частности, появилась и метеорологическая ракета В5В (боевая ракета Р-5). Ныне макетный образец баллистической ракеты с несущими баками занимает почетное место исторического экспоната перед входом в музей Советской Армии в Москве.
При переходе на новую модернизированную схему в целях повышения дальности был увеличен стартовый вес и форсирован режим работы двигателя. Переход на схему несущих баков, конечно, более высокий уровень технологии и тщательная проработка конструкции позволили довести коэффициент весового качества α к до 0,127 (вместо 0,25 у «Фау-2») при относительном конечном весе µ k ~ 0,16.
Наиболее серьезным переработкам в ракете В5В подвергалась система управления. Как-никак, но это была первая аэродинамически неустойчивая ракета, снабженная очень небольшим хвостовым оперением и воздушными рулями. На этой же ракете в дальнейшем впервые были применены гироплатформа и новый принцип функционального выключения двигателя.
На ракете В5В в качестве топлива по-прежнему использовался 92%-ный этиловый спирт и жидкий кислород. Отработка ракеты показала, что отсутствие теплоизоляции на боковой поверхности кислородного бака не влечет за собой неприятных последствий. Несколько повышенное испарение кислорода за время предстартовой подготовки легко компенсируется подпиткой, т. е. автоматизированной дозаправкой кислорода непосредственно перед стартом. Эта операция необходима вообще для всех ракет на низкокипящих топливных компонентах.
Таким образом, после ракеты В5В схема несущих баков и отделяющейся головной части стала реальностью. Все современные жидкостные баллистические ракеты дальнего действия и их более высокая ступень - ракеты-носители создаются ныне только на основе этой силовой схемы. Именно ее развитие на базе современной технологии и бесчисленных конструктивных улучшений породило обобщенный образ той машины, которая по справедливости символизирует вершины технического прогресса нашего времени.
Сейчас ракету В5В можно рассматривать столь же критически, как во времена ее создания рассматривалась ракета «Фау-2». При сохранении общей компоновки и основных принципов силовой схемы возможно дальнейшее снижение веса и повышение основных характеристик, а пути решения этой задачи легко просматриваются и уясняются на примерах более поздних конструкций.
На рис. 3.3 показан одноступенчатый вариант американской баллистической ракеты «Тор»; она выполнена также по типичной схеме несущих баков и имеет отделяющуюся головную часть. Суммарный вес топливных компонентов (кислород + керосин) составляет 45 тс при чистом весе конструкции (без головной части) 3,6 тс. Это означает следующее. Если условно принять суммарный вес остатков топлива 0,4 тс, то для знакомого нам коэффициента весового качества α к получим значение 0,082. Принимая вес головной части примерно 2 тс, получаем параметр µ K = 0,12. Можно также установить, что при удельной пустотной тяге кислородно-керосинового топлива, принятой равной 300 единицам, дальность этой ракеты составляет 3000 км.
В основе высоких весовых показателей современных ракет, в частности и этой, лежит тщательная проработка многих элементов, перечислить которые было бы очень трудно, но некоторые, достаточно общие и типичные, указать можно.
Стенки топливных баков 1 и 2 имеют вафельную конструкцию. Это - тонкостенная оболочка, изготовленная из высокопрочного алюминиевого сплава с часто расположенными продольно-поперечными подкреплениями, играющими ту же роль, что и силовой набор в корпусе ракеты «Фау-2», но с большим весовым качеством. Широко распространенная в настоящее время вафельная конструкция изготовляется обычно механическим фрезерованием. В ряде случаев, однако, применяется и химическое фрезерование. Заготовка обечайки исходной толщины h 0 подвергается тщательно контролируемому травлению в кислоте по той части поверхности, где необходимо убрать лишний металл (остальная часть поверхности предварительно покрывается лаком). Оставшаяся после травления толщина h должна обеспечить герметичность и прочность образовавшейся панели при заданном внутреннем давлении, а продольные и поперечные ребра сообщают оболочке повышенную жесткость на изгиб, которой определяется устойчивость конструкции при осевом сжатии. Регулярность распределения продольных и поперечных ребер преднамеренно нарушается в зоне сварных швов, которые, как известно, обладают несколько пониженной прочностью по сравнению с листом проката, а также - у торцов обечайки, где еще предстоит приварить днища. В этих местах толщина заготовки сохраняется неизменной.
Существуют и другие способы изготовления вафельных конструкций. Однако мы сознательно остановились на химическом фрезеровании, чтобы показать, какой ценой в прямом и переносном смысле достигаются те весовые показатели конструкции, которые свойственны современной ракетной технике.
Ракета «Тор» имеет укороченный и облегченный хвостовой отсек З, на торце которого крепятся два управляющих двигателя. Отказ от газоструйных рулей связан, естественно, с их высоким газодинамическим сопротивлением в струе истекающих газов. Применение управляющих двигателей несколько усложняет конструкцию, но дает существенный выигрыш в удельной тяге.
Из сказанного не должно складываться впечатления, что управляющие камеры появились впервые именно на этой баллистической ракете. Такая система силовых органов управления применялась в различных исполнениях и раньше, в частности, на ракете-носителе системы «Восток» или «Союз», о которых речь впереди. Одноступенчатый вариант ракеты «Тор» рассматривается здесь исключительно как пример следующего за ракетой В5В поколения баллистических ракет.
Почти на всех баллистических ракетах устанавливаются также и тормозные твердотопливные двигатели 6. Это - тоже не из последних новинок. Задача тормозных двигателей заключается в том, чтобы, затормозив корпус ракеты, отвести его от головной части при ее отделении; именно - корпус, не сообщая головной части дополнительной скорости.
Выключение жидкостного двигателя не является мгновенным. После закрытия клапанов топливных магистралей в течение последующих долей секунды в камере еще продолжается горение и испарение оставшихся компонентов. В результате ракета получает небольшой дополнительный импульс, называемый импульсом последействия . При расчете дальности на него вводится поправка. Однако сделать это точно невозможно, поскольку импульс последействия не обладает стабильностью и меняется от случая к случаю, что является одной из существенных причин рассеивания по дальности. С тем, чтобы уменьшить это рассеивание, и используются тормозные двигатели. Момент их включения согласовывается с командой на выключение жидкостного двигателя таким образом, чтобы импульс последействия в основном был скомпенсирован.
Будет поучительным сопоставить геометрические пропорции ракет В5В и «Тор». Ракета В5В более вытянута. Отношение длины к диаметру (так называемое удлинение ракеты) для нее существенно больше, чем у ракеты «Тор»; примерно 14 против 8. Различие в удлинениях вызывает и различные заботы. С увеличением удлинения снижается частота собственных поперечных колебаний ракеты, как упругой балки, и это заставляет считаться с возмущениями, которые поступают на вход системы стабилизации в результате угловых перемещений при изгибе корпуса. Иными словами, должна быть обеспечена стабилизация уже не жесткой, а изгибающейся ракеты. В некоторых случаях это вызывает серьезные трудности,
При малом удлинении ракеты этот вопрос естественно снимается, но зато возникает другая неприятность - возрастает роль возмущений от поперечных колебаний жидкости в баках, и если надлежащим подбором параметров автомата стабилизации не удается их парировать, приходится устанавливать в баках перегородки, ограничивающие подвижность жидкости. На рисунке частично показаны узлы 7 для крепления гасителей колебаний в баке горючего. Естественно, такое решение приводит к ухудшению весовых характеристик ракеты.
Ракету «Тор» не следует рассматривать как образец совершенства. Вместе с тем, любым критическим замечаниям по поводу ее компоновки проектанты могли бы, наверное, противопоставить и свои контрдоводы. На примере ракеты В2А мы уже видели, что обоснованная критика конструктивного решения может проводиться только с учетом конкретных условий проектирования и производства, а главное - перспективных задач, которые ставят перед собой создатели новой машины. А ракета «Тор» относится как раз к числу таких, на базе которых возможно создание ракетно-космических систем.
Сегодня мы расскажем об устройстве и работе многоступенчатой ракеты. Есть несколько схем таких ракет и каждая по своему уникальна.
В схеме с поперечным делением ступеней двигательные установки работают последовательно; в схеме с продольным делением двигательные установки последующей ступени могут работать одновременно с двигательными установками предыдущей ступени; в комбинированной схеме и одновременно, и последовательно. Множество различных моделей разработано в SpaceX.
К комбинированной схеме относится известная трехступенчатая ракета-носитель космического корабля «Восток», модификации которой вот уже почти четверть века выводят в космос самые различные космические аппараты. Мы расскажем о ней несколько подробнее в следующей статье.
В полете, когда еще израсходован не весь запас топлива, а лишь находящийся в баках одной ступени, происходит сброс использованных и не нужных для дальнейшего полета элементов конструкции. Пока работают двигатели первой ступени, мы можем рассматривать остальную часть ракеты в качестве полезной нагрузки.
После отделения первой ступени работают двигатели второй ступени. Они-то и добавляют к уже имеющейся скорости свою собственную и в результате суммарная скорость становится большей.
Следует отметить, что значение коэффициента К для многоступенчатой ракеты обычно немного больше, чем для одноступенчатой, так как при подъеме ракеты плотность воздуха, а следовательно, и его сопротивление постепенно уменьшаются.
Рассмотрим на конкретном примере преимущества многоступенчатой ракеты. Предположим, что поставлена задача сообщить ракете первую космическую скорость. Конструктивное совершенство ее таково, что в каждой ее ступени масса топлива составляет 80%, а на долю конструкции приходятся остальные 20%. Примем скорость истечения газов двигателей всех ступеней, равной 3000 м/с.
Условимся, что коэффициент К также остается постоянным у каждой ступени. Расчет показывает, что при этих условиях, как уже было показано выше, к концу работы двигателей первой ступени ракета разовьет скорость V1, равную 3381 м/с. После окончания работы двигателей первой ступени она отделяется, а оставшаяся часть ракеты продолжает движение. Но так как полет этой ракеты начнется не из состояния покоя, и она уже имеет скорость V1, равную 3381 м/с, то конечная скорость ее составит 6762 м/с. При скорости истечения с-3500 м/с и 4000 м/с соответственно получим V3 = 7900 м/с и 9000 м/с.
Итак, решение задачи достижения первой космической скорости найдено. Для получения же еще больших скоростей надо только увеличивать число ступеней. Однако при переходе даже от одноступенчатых ракет малой массы к более тяжелым конструкторы встретились с рядом значительных трудностей.
Они состоят в том, что при увеличении линейных размеров, например в два раза, объем и масса ракеты возрастают в восемь раз, а поперечное сечение конструкции ее элементов - в четыре раза. Соответственно возрастают, примерно в два раза, и механические напряжения, вызываемые инерционными силами.
Поэтому увеличение размера и массы ракеты не может быть достигнуто простым воспроизведением ее в более крупном масштабе. Вот почему еще на заре развития ракетной техники среди конструкторов зародилась такая крылатая фраза: «Мы должны быть ювелирами в своей работе». Она не потеряла своего значения и поныне.
2. Принцип действия многоступенчатой ракеты
Ракета является весьма «затратным» транспортным средством. Ракеты-носители космических аппаратов «транспортируют», главным образом, топливо, необходимое для работы их двигателей и собственную конструкцию, состоящую в основном из топливных контейнеров и двигательной установки. На долю полезной нагрузки приходится лишь малая часть стартовой массы ракеты.
Составная ракета позволяет более рационально использовать ресурсы за счёт того, что в полёте ступень, выработавшая своё топливо, отделяется, и остальное топливо ракеты не тратится на ускорение конструкции отработавшей ступени, ставшей ненужной для продолжения полёта. Пример расчёта, подтверждающего эти соображения, приводится в статье Формула Циолковского.
Варианты компоновки ракет. Слева направо:
1. одноступенчатая ракета;
2. двухступенчатая ракета с поперечным разделением;
3. двухступенчатая ракета с продольным разделением.
4. Ракета с внешними топливными ёмкостями, отделяемыми после исчерпания топлива в них.
Трёхступенчатая ракета с поперечным разделением Сатурн-5 без переходников
Конструктивно многоступенчатые ракеты выполняются c поперечным или продольным разделением ступеней.
При поперечном разделении ступени размещаются одна над другой и работают последовательно друг за другом, включаясь только после отделения предыдущей ступени. Такая схема даёт возможность создавать системы, в принципе, с любым количеством ступеней. Недостаток её заключается в том, что ресурсы последующих ступеней не могут быть использованы при работе предыдущей, являясь для неё пассивным грузом.
Трёхступенчатая ракета-носитель с продольно-поперечным разделением Союз-2.
При продольном разделении первая ступень состоит из нескольких одинаковых ракет, работающих одновременно и располагающихся вокруг корпуса второй ступени симметрично, чтобы равнодействующая сил тяги двигателей первой ступени была направлена по оси симметрии второй. Такая схема позволяет работать двигателю второй ступени одновременно с двигателями первой, увеличивая, таким образом, суммарную тягу, что особенно нужно во время работы первой ступени, когда масса ракеты максимальна. Но ракета с продольным разделением ступеней может быть только двухступенчатой.
Существует и комбинированная схема разделения - продольно-поперечная, позволяющая совместить преимущества обеих схем, при которой первая ступень разделяется со второй продольно, а разделение всех последующих ступеней происходит поперечно. Пример такого подхода - отечественный носитель Союз.
Компоновка Спейс Шаттла.
Первая ступень - боковые твёрдотопливные ускорители.
Вторая ступень - орбитер с отделяемым внешним топливным баком. При старте запускаются двигатели обеих ступеней.
Старт Спейс Шаттла.
Уникальную схему двухступенчатой ракеты с продольным разделением имеет космический корабль Спейс Шаттл, первая ступень которого состоит из двух боковых твёрдотопливных ускорителей, а на второй ступени часть топлива содержится в баках орбитера, а большая часть - в отделяемом внешнем топливном баке. Сначала двигательная установка орбитера расходует топливо из внешнего бака, а когда оно будет исчерпано, внешний бак сбрасывается и двигатели продолжают работу на том топливе, которое содержится в баках орбитера. Такая схема позволяет максимально использовать двигательную установку орбитера, которая работает на всём протяжении вывода корабля на орбиту.
При поперечном разделении ступени соединяются между собой специальными секциями - переходниками - несущими конструкциями цилиндрической или конической формы, каждый из которых должен выдерживать суммарный вес всех последующих ступеней, помноженный на максимальное значение перегрузки, испытываемой ракетой на всех участках полёта, на которых данный переходник входит в состав ракеты.
При продольном разделении на корпусе второй ступени создаются силовые бандажи, к которым крепятся блоки первой ступени.
Элементы, соединяющие части составной ракеты, сообщают ей жёсткость цельного корпуса, а при разделении ступеней должны практически мгновенно освобождать верхнюю ступень. Обычно соединение ступеней выполняется с помощью пироболтов. Пироболт - это крепёжный болт, в стержне которого рядом с головкой создается полость, заполняемая бризантным взрывчатым веществом с электродетонатором. При подаче импульса тока на электродетонатор происходит взрыв, разрушающий стержень болта, в результате чего его головка отрывается. Количество взрывчатки в пироболте тщательно дозируется, чтобы, с одной стороны, гарантировать отрыв головки, а, с другой - не повредить ракету. При разделении ступеней на электродетонаторы всех пироболтов, соединяющих разделяемые части, одновременно подаётся импульс тока, и соединение освобождается.
Далее ступени должны быть разведены на безопасное расстояние друг от друга. При разделении ступеней в атмосфере для их разведения может быть использована аэродинамическая сила встречного потока воздуха, а при разделении в пустоте иногда используются вспомогательные небольшие твёрдотопливные ракетные двигатели.
На жидкостных ракетах эти же двигатели служат и для того, чтобы «осадить» топливо в баках верхней ступени: при выключении двигателя низшей ступени ракета летит по инерции, в состоянии свободного падения, при этом жидкое топливо в баках находится во взвешенном состоянии, что может привести к сбою при запуске двигателя. Вспомогательные двигатели сообщают ступени небольшое ускорение, под действием которого топливо «оседает» на днища баков.
На приведённом выше снимке ракеты Сатурн-5, на корпусе третьей ступени виден чёрный корпус одного из вспомогательных твёрдотопливных двигателей разведения 3-й и 2-й ступеней.
Увеличение числа ступеней даёт положительный эффект только до определённого предела. Чем больше ступеней - тем больше суммарная масса переходников, а также двигателей, работающих лишь на одном участке полёта, и, в какой-то момент, дальнейшее увеличение числа ступеней становится контрпродуктивным. В современной практике ракетостроения более четырёх ступеней, как правило, не делается.
При выборе числа ступеней важное значение имеют также вопросы надёжности. Пироболты и вспомогательные РДТТ - элементы одноразового действия, проверить функционирование которых до старта ракеты невозможно. Между тем, отказ только одного пироболта может привести к аварийному завершению полёта ракеты. Увеличение числа одноразовых элементов, не подлежащих проверке функционирования, снижает надёжность всей ракеты в целом. Это также заставляет конструкторов воздерживаться от слишком большого количества ступеней.
| Миномётный старт | Транспортно-пусковой контейнер >>> |
Если ракета разгоняется в течение достаточно длительного времени - так, чтобы космонавты не испытывали чрезмерных перегрузок, - вылетающий из сопла газ передает импульс не только оболочке, но и тому огромному запасу топлива, который ракета продолжает «нести с собой». Поскольку масса топлива намного больше массы оболочки, разгон ракеты происходит значительно медленнее, чем если бы все топливо было выброшено сразу. Расчеты показывают, что для того, чтобы ракета смогла достичь первой космической скорости и вывести на околоземную орбиту искусственный спутник, масса топлива должна в десятки раз превышать массу полезного груза. Чтобы уменьшить массу «разгоняемой» части ракеты, ракету делают многоступенчатой .
Первая и вторая ступени представляют собой емкости с топливом, камерами сгорания и соплами. Как только топливо, содержащееся в первой ступени, сгорает, эта ступень отделяется от ракеты, вследствие чего масса ракеты значительно уменьшается. Тут же включаются двигатели второй ступени и работают до тех пор, пока не закончится топливо, содержащееся во второй ступени. Наконец отбрасывается и эта ступень, и тогда включаются двигатели третьей ступени, завершающие разгон ракеты до расчетной скорости.
Механика. 2014
-
Иллюстрации по физике для 10 класса -> Динамика - Как связаны скорость ракеты и скорость выбрасываемого ракетой газа?
Учебник по Физике для 10 класса -> Механика - От чего можно оттолкнуться, если вокруг ничего нет?
Учебник по Физике для 10 класса -> Механика - Реактивное движение
Учебник по Физике для 10 класса -> Механика - Из-за чего возникает сила трения качения?
Учебник по Физике для 10 класса -> Механика - Реактивное движение
Интересное о физике -> Энциклопедия по физике - Принцип действия ракеты
Иллюстрации по физике для 10 класса -> - Решение к задаче 5. Вывод уравнения состояния для постоянной массы газа
Учебник по Физике для 10 класса -> - От чего зависит суммарная энергия молекул газа?
Учебник по Физике для 10 класса -> Молекулярная физика и термодинамика - Вопросы к параграфу § 17. Реактивное движение. Освоение космоса
Учебник по Физике для 10 класса -> Механика - Кто первым предложил использовать ракеты для полета в космос?
Учебник по Физике для 10 класса -> Механика - Первые ракеты
Учебник по Физике для 10 класса -> Механика - Принцип действия ракеты
Учебник по Физике для 10 класса -> Механика - Из-за чего возникает сила трения скольжения?
Учебник по Физике для 10 класса -> Механика - 1. Cопротивление и закон Ома для участка цепи
Учебник по Физике для 11 класса -> Электродинамика - Закон сохранения импульса
Интересное о физике -> Энциклопедия по физике - Ракета
Интересное о физике -> Энциклопедия по физике - ЮНГ ТОМАС (1773-1829)
Интересное о физике -> - ХОКИНГ СТИВЕН (РОДИЛСЯ В 1942)
Интересное о физике -> Рассказы об ученых по физике - ФРАНКЛИН БЕНДЖАМИН (1706 - 1790)
Интересное о физике -> Рассказы об ученых по физике - ФАРАДЕЙ МАЙКЛ (1791-1867)
Интересное о физике -> Рассказы об ученых по физике - СКЛОДОВСКАЯ-КЮРИ МАРИЯ (1867-1934)
Интересное о физике -> Рассказы об ученых по физике - КЮРИ ПЬЕР (1859-1906)
Интересное о физике -> Рассказы об ученых по физике - КЕПЛЕР ИОГАНН (1571-1630)
Интересное о физике -> Рассказы об ученых по физике - ЦИОЛКОВСКИЙ КОНСТАНТИН ЭДУАРДОВИЧ (1857–1935)
Интересное о физике -> Рассказы об ученых по физике - Домашний опыт
Иллюстрации по физике для 10 класса -> Термодинамика - Кипение воды при пониженном давлении
Иллюстрации по физике для 10 класса -> Термодинамика -
Иллюстрации по физике для 10 класса -> Термодинамика - Условия возникновения свободных колебаний
Иллюстрации по физике для 10 класса -> - Пример колебаний: груз на нити
Иллюстрации по физике для 10 класса -> Механические колебания и волны - Можно ли разогнать лодку без весел?
Иллюстрации по физике для 10 класса -> Законы сохранения в механике - Реактивное движение и освоение космоса
Иллюстрации по физике для 10 класса -> Законы сохранения в механике - Почему при ударе возникают большие силы?
Иллюстрации по физике для 10 класса -> Законы сохранения в механике - Отдача пушки
Иллюстрации по физике для 10 класса -> Законы сохранения в механике - Ю. А. Гагарин (1934 - 1968)
Иллюстрации по физике для 10 класса -> Законы сохранения в механике - С. П. Королев (1907 - 1966)
Иллюстрации по физике для 10 класса -> Законы сохранения в механике - К. Э. Циолковский (1857 - 1935)
Иллюстрации по физике для 10 класса -> Законы сохранения в механике - Кто первым предложил автомобиль с реактивным двигателем?
Иллюстрации по физике для 10 класса -> Законы сохранения в механике - Как устроена космическая ракета?
Иллюстрации по физике для 10 класса -> Законы сохранения в механике - Прямолинейное движение
Иллюстрации по физике для 10 класса -> Динамика - Взаимодействие футболиста с мячом
Иллюстрации по физике для 10 класса -> Динамика - Поставим опыт к теме Насыщенный и ненасыщенный пар
Учебник по Физике для 10 класса -> Молекулярная физика и термодинамика - Насыщенный и ненасыщенный пар
Учебник по Физике для 10 класса -> Молекулярная физика и термодинамика - Поставим опыт к теме Парообразование: испарение и кипение
Учебник по Физике для 10 класса -> Молекулярная физика и термодинамика - Может ли вода кипеть при температуре, отличной от 100 °с?
Учебник по Физике для 10 класса -> Молекулярная физика и термодинамика - Примеры к теме Плавление и кристаллизация
Учебник по Физике для 10 класса -> Молекулярная физика и термодинамика - Как влияют тепловые двигатели на окружающую среду?
Учебник по Физике для 10 класса -> Молекулярная физика и термодинамика - Главное в главе 3. Законы сохранения в механике
Учебник по Физике для 10 класса -> Механика
Самые сытные продукты, помогающие есть меньше
Составить предложения на английском языке
Паразитическая цивилизация породила элиту-паразита
В какое время можно восполнять пропущенные намазы
Тьютор для ребенка с рас: правовая норма и реальность